【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机结构件修复，具体涉及一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法。
技术介绍
1、支撑环是航空发动机的重要结构件，通过设置在支撑环上的定位边实现封严件、导向叶片等扇形件安装定位，一般采用高合金含量的高温合金制造，在提高构件使用寿命的同时降低了焊接性。支撑环长期在高温环境下工作导致强度下降，在高应力、不均匀温度场和应力作用下出现变形，大修过程中拆卸后无法重新安装；定位边是薄壁结构，抗烧蚀能力差，在高温、高速、高腐蚀性燃气作用下，容易出现烧损、热裂纹等缺陷，燃气中的硫、磷等元素渗入损伤表面，降低基体材料的焊接性。采用堆焊增材、加工减材成型、校形等技术恢复支撑环的外形尺寸，可以避免采购新配件的昂贵费用。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，在提高支撑环定位边损伤修复质量的同时，消除了支撑环的变形，实现支撑环高质量修复。
2、本专利技术解决其技术问题是通过以下技术方案实现的：
3、一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其所述修复方法包括如下步骤：
4、步骤1)：支撑环特征尺寸测量：测量并确定支撑环外表面a的外径，测量并确定第一定位边、第二定位边的特征尺寸；
5、步骤2)：支撑环损伤定位边机加工：加工去除第一定位边和第二定位边表面粉化和烧损材料；
6、步骤3)：支撑环残存裂纹手工清除：打磨清除残余裂纹，将打磨缺口修型呈规则“v”型
7、步骤4)：支撑环焊前热处理：支撑环在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，随炉冷却至室温后取出；
8、步骤5)：支撑环手工堆焊修型：补焊方式将支撑环的v型缺口填满至无裂纹显示；
9、步骤6)：支撑环定位边堆焊增材：在轨道自动焊机上依据步骤1)测量得到的特征尺寸，完成第一定位边和第二定位边堆焊；
10、步骤7)：支撑环焊后热处理：在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，降温至700～800℃保温200～300分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出；
11、步骤8)：支撑环外形冷校形：将支撑环放置在校形工装上进行外形冷校形；
12、步骤9)：支撑环定位边机加工成型：依据步骤1)测量得到的特征尺寸，完成第一定位边和第二定位边加工成型。
13、而且，所述步骤1中支撑环特征尺寸测量的具体操作为：
14、①测量支撑环外表面a的外径：
15、多个位置测量支撑环外表面a的外径，求支撑环外表面a外径平均值d1，选定位置m对应的外表面外径等于d1；
16、②测量第一定位边、第二定位边的特征尺寸：
17、以支撑环下表面为支撑环基准面b，测量第一定位边上表面与支撑环基准面b的距离h1、第一定位边下表面与基准面a的距离h2、第二定位边上表面与基准面b的距离h3；
18、测量第一定位边多个位置内径求平均值d2，测量第二定位边多个位置内径求平均值d3，测量第二定位边多个位置外径求平均值d4。
19、而且，所述步骤2)中损伤定位边机加工的具体操作为：将损伤支撑环安装在立式车床加工台上，以基准面b和位置m为基准，加工去除第一定位边和第二定位边表面粉化和烧损材料，直至机加工表面全部呈现连续金属光泽，渗透探伤检测表面缺陷，如果出现聚集性裂纹继续加工定位边表面，再进行渗透探伤，直至无聚集性裂纹显示。
20、而且，所述步骤3)中支撑环残存裂纹手工清除的具体操作为：用电磨笔配合小直径电磨头手动打磨清除定位边残余裂纹，渗透探伤检测定位边表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，继续用电磨笔加工去除后进行渗透探伤，直至表面无裂纹缺陷显示；将打磨缺口修型呈规则“v”型，底部缺口倒角半径不小于2mm。
21、而且，所述步骤4)中支撑环焊前热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。
22、而且，所述步骤5)中手工堆焊修型的具体操作为：用砂纸将第一定位边、第二定位边及周边区域氧化皮打磨清除，用无纺布沾清洗剂擦拭清洗，采用手工钨极氩弧焊配合焊丝，采用小电流、小送丝量、间断补焊方式将v型缺口填满；用电磨笔打磨补焊区域多余材料，渗透探伤检测补焊区域表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，用电磨笔打磨后继续补焊打磨渗透探伤，直至无裂纹缺陷显示。
23、而且，所述步骤6)中支撑环定位边堆焊增材的具体操作为：堆焊增材在轨道自动焊机上进行，调整轨道自动焊机的六轴机械手空间姿态，使支撑环的第一定位边加工内表面轴心c与转台旋转轴心重合，第二定位边加工上表面d与转台的第一连接板平行；安装焊接机头为水平焊接模式，调整轨道自动焊机的转台使焊枪指向位置m，调整六轴机械手上下垂直运动，使焊枪的钨极尖端与支撑环的基准面b垂直距离为调整轨道自动焊机的剪式调整台使焊枪枪距为设定值，设置焊枪起收弧点和焊接参数，执行焊接程序完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整轨道自动焊机的剪式调整台使焊枪枪距为设定值，执行焊接程序完成第二道焊缝堆焊；以此类推，直至第一定位边内径为d2-(3～5)mm，完成第一定位边堆焊；调整六轴机械手向下垂直运动，使支撑环远离焊接机头，安装焊接机头为垂直焊接模式，调整转台使焊枪指向位置m，调整剪式调整台，使焊枪的钨极尖端与支撑环的外表面a水平距离为调整六轴机械手上下垂直运动使焊枪枪距为设定值，设置焊枪起收弧点和焊接参数后执行焊接程序，完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整六轴机械手上下垂直运动使焊枪枪距为设定值，执行焊接程序完成第二道焊缝堆焊；以此类推，直至第二定位边上沿距离基准面b的垂直距离为h3+(1.5～2.5)mm，完成第二定位边堆焊。
24、而且，所述步骤7)中焊后热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止在热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，降温至700～800℃保温200-300分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。
25、而且，所述步骤8)中外形冷校形的具体操作为：将支撑环放置在校形工装的底座上，基准面a与底座上表面接触；校形工装的第一顶杆、第二顶杆、第三顶杆、第四顶杆安装在支撑环内侧均匀分布，旋拧四个顶杆的螺杆顶柱带动顶板向外运动，使顶板的外表面与支撑环顶推面e接触；多个位置测量支撑环的外表面a外径，标注外径最小位置为位置n1，调整支撑环使位置n1正对第一顶杆，旋拧第二顶杆、第四顶本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述修复方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤1中支撑环特征尺寸测量的具体操作为：
3.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤2)中损伤定位边机加工的具体操作为：将损伤支撑环安装在立式车床加工台上，以基准面B和位置M为基准，加工去除第一定位边(8-1)和第二定位边(8-2)表面粉化和烧损材料，直至机加工表面全部呈现连续金属光泽，渗透探伤检测表面缺陷，如果出现聚集性裂纹继续加工定位边表面，再进行渗透探伤，直至无聚集性裂纹显示。
4.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤3)中支撑环残存裂纹手工清除的具体操作为：用电磨笔配合小直径电磨头手动打磨清除定位边残余裂纹，渗透探伤检测定位边表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，继续用电磨笔加工去除后进行渗透探伤，直至表面无裂纹缺陷显示；将打磨缺口修型呈规则“V”型，底部缺口倒角半径不小于2mm。>
5.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤4)中支撑环焊前热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。
6.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤5)中手工堆焊修型的具体操作为：用砂纸将第一定位边(8-1)、第二定位边(8-2)及周边区域氧化皮打磨清除，用无纺布沾清洗剂擦拭清洗，采用手工钨极氩弧焊配合焊丝，采用小电流、小送丝量、间断补焊方式将V型缺口填满；用电磨笔打磨补焊区域多余材料，渗透探伤检测补焊区域表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，用电磨笔打磨后继续补焊打磨渗透探伤，直至无裂纹缺陷显示。
7.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤6)中支撑环定位边堆焊增材的具体操作为：堆焊增材在轨道自动焊机上进行，调整轨道自动焊机的六轴机械手(6)空间姿态，使支撑环(8)的第一定位边(8-1)加工内表面轴心C与转台(4)旋转轴心重合，第二定位边(8-2)加工上表面D与转台(4)的第一连接板(5-1)平行；安装焊接机头(5)为水平焊接模式，调整轨道自动焊机的转台(4)使焊枪(5-9)指向位置M，调整六轴机械手(6)上下垂直运动，使焊枪(5-9)的钨极尖端与支撑环(8)的基准面B垂直距离为调整轨道自动焊机的剪式调整台(5-3)使焊枪(5-9)枪距为设定值，设置焊枪(5-9)起收弧点和焊接参数，执行焊接程序完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整轨道自动焊机的剪式调整台(5-3)使焊枪(5-9)枪距为设定值，执行焊接程序完成第二道焊缝堆焊；以此类推，直至第一定位边(8-1)内径为D2-(3～5)mm，完成第一定位边(8-1)堆焊；调整六轴机械手(6)向下垂直运动，使支撑环(8)远离焊接机头(5)，安装焊接机头(5)为垂直焊接模式，调整转台(4)使焊枪(5-9)指向位置M，调整剪式调整台(5-3)，使焊枪(5-9)的钨极尖端与支撑环(8)的外表面A水平距离为调整六轴机械手(6)上下垂直运动使焊枪(5-9)枪距为设定值，设置焊枪(5-9)起收弧点和焊接参数后执行焊接程序，完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整六轴机械手(6)上下垂直运动使焊枪(5-9)枪距为设定值，执行焊接程序完成第二道焊缝堆焊；以此类推，直至第二定位边(8-2)上沿距离基准面B的垂直距离为H3+(1.5～2.5)mm，完成第二定位边(8-2)堆焊。
8.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤7)中焊后热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止在热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，降温至700～800℃保温200-300分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。
9.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤8)中外形冷校形的具体操作为：将支撑环(8)放置在校形工装的底座(9)上，基准面A与底座(9)上表面接触；校形工装的第一顶...
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述修复方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤1中支撑环特征尺寸测量的具体操作为：
3.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤2)中损伤定位边机加工的具体操作为：将损伤支撑环安装在立式车床加工台上，以基准面b和位置m为基准，加工去除第一定位边(8-1)和第二定位边(8-2)表面粉化和烧损材料，直至机加工表面全部呈现连续金属光泽，渗透探伤检测表面缺陷，如果出现聚集性裂纹继续加工定位边表面，再进行渗透探伤，直至无聚集性裂纹显示。
4.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤3)中支撑环残存裂纹手工清除的具体操作为：用电磨笔配合小直径电磨头手动打磨清除定位边残余裂纹，渗透探伤检测定位边表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，继续用电磨笔加工去除后进行渗透探伤，直至表面无裂纹缺陷显示；将打磨缺口修型呈规则“v”型，底部缺口倒角半径不小于2mm。
5.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤4)中支撑环焊前热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。
6.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤5)中手工堆焊修型的具体操作为：用砂纸将第一定位边(8-1)、第二定位边(8-2)及周边区域氧化皮打磨清除，用无纺布沾清洗剂擦拭清洗，采用手工钨极氩弧焊配合焊丝，采用小电流、小送丝量、间断补焊方式将v型缺口填满；用电磨笔打磨补焊区域多余材料，渗透探伤检测补焊区域表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，用电磨笔打磨后继续补焊打磨渗透探伤，直至无裂纹缺陷显示。
7.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤6)中支撑环定位边堆焊增材的具体操作为：堆焊增材在轨道自动焊机上进行，调整轨道自动焊机的六轴机械手(6)空间姿态，使支撑环(8)的第一定位边(8-1)加工内表面轴心c与转台(4)旋转轴心重合，第二定位边(8-2)加工上表面d与转台(4)的第一连接板(5-1)平行；安装焊接机头(5)为水平焊接模式，调整轨道自动焊机的转台(4)使焊枪(5-9)指向位置m，调整六轴机械手(6)上下垂直运动，使焊枪(5-9)的钨极尖端与支撑环(8)的基准面b垂直距离为调整轨道自动焊机的剪式调整台(5-3)使焊枪(5-9)枪距为设定值，设置焊枪(5-9)起收弧点和焊接参数，执行焊接程序完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整轨道自动焊机的剪式调整台(5-3)使焊枪(5-9)枪距为设定值...
【专利技术属性】
技术研发人员：贾鹏，韩晨，李亚娟，李群，张乐洋，庞俊杰，
申请(专利权)人：中国民航大学，
类型：发明
国别省市：
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